一九九三年发射的卫星轨道参数

一九九三年发射的卫星轨道参数本文用表格形式列出了世界各国在１９９３年内发射的卫星的轨道参数，主要包括：卫星名称、发射日期、运载火箭的名称，卫星运行轨道近地点与远地点的高度、轨道倾角及周期的参数。表中所列参数均引自《空间飞行》月刊１９９３年４月～１９９...     

基于计算机的低地球轨道航天器设计与观测的轨道碎片环境模型

文章介绍了一个半经验的基于计算机的轨道碎片模型。该模型将轨道环境简化为6个不同的倾角带,每个倾角带都有各自的半长轴和近地点分布及根据不同的碎片来源有其各自的尺寸分布。用碰撞概率方程将轨道碎片分布与航天器上的碎片通量或通过地面探测器视角的通量联系起来。经比较,碎片的半长轴、近地点和倾角分布与美国空间司令部大于10cm的碎片目录是一致的。对于较小的碎片,这些分布与地面望远镜、“干草堆”雷达的测量结果一致,同时也与LDEF卫星和航天飞机的测量结果一致。     

中高轨道卫星离轨参数研究

介绍了国际上对卫星离轨的处置政策以及美国NASA对GPS卫星离轨参数的研究结论。从确保卫星离轨期间以及离轨后与相邻轨道卫星不发生碰撞的角度出发,针对我国中高轨道运行的卫星,按照不同初始轨道参数对卫星离轨后长达200年的时间内各轨道参数的演化情况进行研究,研究结果表明:卫星离轨的近地点幅角初值的选取与升交点赤经密切相关。最后提出了对我国中高轨道卫星离轨高度、偏心率和近地点辐角等参数的选取建议,希望能为到达寿命末期的中高轨道卫星离轨工作提供参考。     

发射极月卫星的转移轨道研究

极月轨道是轨道面垂直于月球赤道面的月球卫星轨道,这是新一轮的月球探测活动常用的轨道。本文对发射极月卫星的转移轨道进行了全局性的研究。转移轨道的近地点高度、近月点高度及从近地点到近月点的飞行转移时间都是预先选定的。本文采用全局迭代法找出所有满足条件的转移轨道,并对其特性进行了分析。迭代过程中所需的全局状态转移矩阵是基于矩阵微分方程和飞行器运动的微分方程一起用数值积分法求得的。     

阿里安-5火箭发射两颗通信卫星ComSatBw-1和Amazonas-2

2009年10月1日,欧洲阿里安-5火箭携带两颗通信卫星ComSatBw—1和Amazonas-2（N马逊-2）,从法属圭亚那库鲁航天发射中心发射升空,将卫星送入地球同步转移轨道。目标轨道为近地点250km,远地点35786km,轨道倾角3°。发射后,卫星陆续进入转移轨道。最终两颗卫星进入地球静止轨道。     

俄扩充导航卫星系统

1994年8月11日，俄罗斯用质子号运载火箭将3颗全球导航卫星系统(Glonass)卫星送入倾角为64.8度的轨道。在此之前该系统已有13颗卫星运行在两个不同的轨道平面上，其中9颗仍在工作。     

微小卫星的气动力辅助变轨优化设计

采用伪谱法对微小卫星气动力辅助变轨问题进行研究,在考虑热流限制、控制约束的条件下进行优化设计,得到微小卫星气动力辅助变轨的最优控制解。在此基础上,通过改变转移轨道的近地点高度,得到卫星的另一组飞行轨迹。比较这2组飞行轨迹,分析了转移轨道近地点高度对气动力辅助变轨的影响:近地点高度越高,依靠气动力辅助所能改变的轨道倾角越小,但是可以减小飞行过程中的最大过载、最大动压和最大驻点热流,因此在微小卫星的总体设计中应该综合考虑任务需求来确定转移轨道近地点的高度。     

近地卫星平面内轨道维持的一种方法

本文给出了近地卫星平面内轨道维持的一种方法。这种方法按“最小速度增量”要求,以一圈内的两次周向速度冲量完成对轨道要素α、e、ω的一次修正,用偏置初始半长轴α_o的方法抵消M的长期摄动变化。本文给出的方法适合于平面内轨道维持与初轨修正的一般情况。     

GEO卫星弃置轨道稳定性分析及离轨策略优化

运用解析和数值计算两种方法,分析了各种摄动源对地球静止轨道(GEO)卫星弃置轨道近地点高度变化的影响,得到了近地点高度的变化规律。利用二阶日月引力摄动可造成GEO卫星弃置轨道近地点升高的特点,提出新的卫星离轨策略,在不满足机构间空间碎片协调委员会(IADC)"空间碎片减缓指南"中,GEO卫星弃置轨道偏心率小于0.003要求的情况下,还可以保证卫星不再进入GEO保护区域。     

我国成功发射巴基斯坦-1R通信卫星

据新华网2011年8月12日报道,我国在西昌卫星发射中心用长征-3B运载火箭,将巴基斯坦-1R（Paksat-1R）通信卫星成功送入预定轨道。西安卫星测控中心传来的数据表明,星箭分离正常,卫星准确进入近地点204km、远地点41 985km、倾角24.8°的地球同步转移轨道。     

FY-2C星发射轨道计算与分析

根据卫星发射窗口的一般性和风云二号(FY-2)C气象卫星特定限制条件,计算了2004年10月19日符合要求的发射窗口.在比较上午和晚上发射窗口的基础上,确定C星选择上午发射窗口.给出了影响卫星定点捕获所需速度增量的入轨轨道参数和点火姿态等因素,并仿真计算了轨道半长轴、近地点高度、倾角和近地点幅角与速度增量的关系.分析结果表明,卫星发射窗口的确定与星、地、日间的位置密切相关.入轨偏差越小,定点捕获所需肼燃料消耗也越少.     

基于迭代修正方法的严格回归轨道设计

通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系,推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法,构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性,构造了平均法求其解析近似,从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正,得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点,具有较高的回归精度。     

不完备轨道信息下的LEO轨道面内机动检测方法

针对某些因轨道信息不完整而无法直接外推的LEO轨道飞行器的机动检测问题,提出了一种基于轨道摄动影响的面内机动检测方法。该方法将半长轴和偏心率作为检测量,通过分析大气阻力摄动和J 2 项摄动对 LEO 飞行器轨道的影响,从而确定目标飞行器的轨道参数允许边界值,再通过和实际轨道参数进行比较来判定被检测数据点参数是否超出正常范围。最后,采用这种方法对X\|37B飞行器轨道数据进行了仿真验证,共检测出10个机动点,结果表明该方法可以较为准确地利用有限轨道信息检测目标的轨道机动情况。     

地球磁场对带电赤道卫星的轨道半长轴和偏心率的摄动影响

本文利用摄动理论研究了带电的赤道卫星在地球磁场中做椭圆轨道运动时地磁摄动力对轨道半长径和偏心率的摄动影响。研究结果表明：地磁场对带电赤道卫星的轨道半长径没有摄动影响，既无周期摄动，也无长期摄动，但对轨道偏心率有摄动影响，且只有周期性摄动，而无长期摄动。当卫星自身带电量较大时，这种摄动影响必须予以考虑     

Perturbation effect of the Coulomb drag on the orbital elements of the earth satellite moving in the ionosphere

The perturbation effects of the Coulomb drag on the orbital elements of the earth satellite moving in the ionosphere are studied. The theoretical results show that the Coulomb drag results in both the secular and periodic variation in the semi-major axis and eccentricity. However, the argument of the perigee exhibits no secular variation, but only periodic variation. The inclination and the ascending node remain no variation. As an example, the secular effects of the Coulomb drag on the semi-major axis and the eccentricity of an ionosphere satellite Alouette (S-27) are calculated in the ionosphere with the mean height 1000 km. It can be shown that the semi-major axis contracts and the eccentricity decreases for the case of the Coulomb drag under the interaction of the ions with the electric field of an earth satellite.     

Variation of the Satellite Orbit Altitude by the Light Pressure Force

The possibility of the uncontrolled increase of the altitude of an almost circular satellite orbit by the force of the light pressure is investigated. The satellite is equipped with a damper and a system of mirrors (solar batteries can serve as such a system). The flight of the satellite takes place in the mode of a single-axis gravitational orientation, the axis of its minimum principal central moment of inertia makes a small angle with the local vertical and the motion of the satellite around this axis constitutes forced oscillations under the impact of the moment of force of the light pressure. The form of the oscillations and the initial orbit are chosen so that the transverse component of the force of the light pressure acting upon the satellite be positive and the semimajor axis of the orbit would continuously increase. As this takes place, the orbit remains almost circular. We investigate the evolution of the orbit over an extended time interval by the method which employs separate integration of the equations of the orbital and rotational motions of the satellite. The method includes outer and inner cycles. The outer cycle involves the numerical integration of the averaged equations of motion of the satellite center of mass. The inner cycle serves to calculate the right-hand sides of these equations. It amounts to constructing an asymptotically stable periodic motion of the satellite in the mode of a single-axis gravitational orientation for current values of the orbit elements and to averaging the equations of the orbital motion along it. It is demonstrated that the monotone increase of the semimajor axis takes place during the first 15 years of motion. In actuality, the semimajor axis oscillates with a period of about 60 years. The eccentricity and inclination of the orbit remain close to their initial values.     

倾角偏置太阳同步轨道的地面轨迹保持方法

为在倾角偏置条件下保持太阳同步轨道卫星的地面轨迹,在考虑地球扁率摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要影响因素,以及卫星地面轨迹允许漂移范围的基础上,采用主动超调与被动控制结合的策略,提出了一种初始半长轴偏置后的卫星地面轨迹保持方法。分析了半长轴和倾角摄动变化率,以及初始半长轴和倾角偏置量对地面轨迹漂移的影响。仿真结果表明,该法可基本满足设计阶段的精度要求。     

基于偏心率和倾角矢量的共位隔离策略

在同一个标准的位置保持窗口内并置多颗卫星,并且避免相互之间的碰撞、干扰和遮蔽,是充分利用地球静止轨道资源的一种比较好的办法。针对我国卫星共位隔离的工程需要,文章提出了一种基于偏心率矢量和倾角矢量实现共位隔离的方法,给出了基于偏心率矢量和倾角矢量联合隔离的基本方法、约束方程,以及工程实现时的位置保持策略。通过仿真计算和工程实际应用,验证了该方法的正确性。     

基于无奇异变换的卫星广播星历拟合算法

针对导航卫星轨道偏心率近似为0,致使卫星轨道的近地点角距定义模糊,在数据拟合过程中会导致法矩阵（H^TH）奇异的问题,本文提出基于无奇异变换的广播星历参数拟合算法,引入无奇异轨道根数代替经典开普勒根数,推导了空间目标位置矢量对基于无奇异轨道根数的广播星历参数偏导数矩阵,利用变换后的观测方程迭代拟合得到改进广播星历参数,再将结果归一化到基于开普勒根数的广播星历参数。最后利用仿真算例验证了所推公式和算法的合理性。     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。